多任務軌道光學遙感衛星推進艙設計

吳蓓蓓 郝剛剛 趙峭 張立新 管帥

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

我國現有在軌低軌光學遙感衛星大都采用單組元推進系統，一般攜帶推進劑燃料不超過500 kg，相應的推進分系統也布置在衛星服務艙內[1-5]。但隨著遙感衛星任務要求的發展，任務軌道開始從單一低軌圓形軌道向多種類型軌道拓展，衛星推進劑的攜帶量越來越大，達到噸級以上水平，為了提高燃料利用率減少推進劑質量，相對單組元更高比沖的雙組元推進系統亦開始在低軌遙感衛星中使用。

隨著航天器大規模研制和高密度發射的常態化，為降低研制成本和提高研制效率，對衛星產品的模塊化和通用化設計勢在必行，其中對衛星構形布局和結構設計也不例外。在衛星總體設計中，推進分系統的貯箱、管路和推力器等布局設計和承力路徑設計是影響整星構形和承載路徑設計的關鍵因素，燃料攜帶量越大，這種影響作用越加突出。貯箱等推進分系統相關設備因此開始被集中于一個單獨的艙段或模塊[6-7]，形成模塊化的可通用的推進艙段。基于該通用推進艙艙段，不同任務類型的衛星搭建不同的載荷艙段，完成整星的構形布局和承載路徑設計。

基于光學遙感衛星多任務軌道需求和艙段模塊化設計理念，本文設計出一種適應于多任務軌道光學遙感衛星平臺的新型推進艙，在對多任務軌道光學遙感衛星燃料需求分析的基礎下，對整星模塊化設計、推進艙構形結構設計和模塊化設備布局方案設計進行描述，最后給出了該推進艙設計試驗驗證情況(含靜力試驗和振動試驗)并對推進艙模塊化設計貢獻進行總結。

1 多任務軌道光學遙感衛星燃料需求分析

光學遙感衛星的軌道設計需要兼顧成像性能、重訪效能和長期軌道維持燃料消耗等要求，其運行的軌道可以設計成平時軌道和應急(任務)軌道兩種類型，平時軌道一般為圓軌道，應急軌道可以是不同偏心率的橢圓軌道、不同軌道高度的圓軌道或天回歸軌道等多種類型的任務軌道。

1.1 各型軌道特性

1)圓軌道

圓軌道是指偏心率接近0的軌道，當今世界上絕大多數遙感衛星采用圓軌道作為工作軌道。采用圓軌道的遙感衛星，衛星在不同位置的軌道高度基本保持不變，對于遙感載荷成像的圖像質量保持一致是比較有利的。

2)天回歸軌道

天回歸軌道是指回歸周期為1天的回歸軌道。從天回歸軌道的名稱可知，衛星運行時其星下點軌跡均與前一天的星下點軌跡重合。采用天回歸軌道，可以使遙感衛星對指定目標實現1天時間的快速重訪，對于有快速重訪需求的任務是十分有利的。但另一方面，天回歸軌道相鄰的星下點軌跡間距巨大，在衛星載荷幅寬和姿態機動能力有限的情況下，可實現對全球部分地區觀測，不能對全球任意目標進行觀測。

3)橢圓軌道

橢圓軌道是指偏心率大于0小于1的軌道，低軌橢圓軌道的高度范圍在200～2000 km。隨著衛星分辨率要求的提高和光學載荷孔徑發展的限制，降低軌道高度成為低軌遙感衛星提高載荷分辨率的一種有效方式。全周期較低高度的圓形軌道由于受到低軌大氣的影響壽命無法保證，因此開始采用近地點位于較低高度的橢圓軌道。橢圓軌道特性和優勢如下[8]：

(1)橢圓軌道也可以同時具備太陽同步、回歸特性。

軌道回歸特性主要依賴于平均半長軸，在近地點高度確定后，可以通過調整遠地點高度來改變軌道回歸特性，易于滿足對回歸特性的要求。

(2)增大側擺角度前提下，橢圓軌道重訪特性可以與平均高度相同的圓軌道一致。

為了實現橢圓軌道與圓軌道同樣的重訪能力，需要在軌道高度低的地方提高衛星側擺能力以增大衛星有效視場角，隨著控制力矩陀螺部件的引入，使衛星側擺能力大大提高。

(3)橢圓軌道可實現近地點高分辨率成像、遠地點大幅寬成像。

橢圓軌道上各相位高度不同造成各處分辨率不同，可以實現近地點附近高分辨率成像、遠地點相應低分辨率、大幅寬成像。

(4)橢圓軌道近地點周期漂移現象可實現以高分辨率對全球遍歷成像。

考慮對近地點位置進行軌道控制需要的推進劑量較多，因此一般不做或少做近地點維持，而是利用此特性實現以高分辨率對全球遍歷成像。

1.2 燃料需求分析

衛星燃料預算主要考慮初軌調整、軌跡保持、軌道機動和姿態控制所需的燃料消耗，軌道機動燃料消耗主要考慮衛星從平時圓軌道應急機動到橢圓軌道或天回歸軌道等多種任務軌道的燃料消耗。

1)初軌調整

初軌調整包括軌道傾角i和半長軸a調整，調整半長軸Δa所需的燃料Δm可估計為[8]

(1)

式中，M為衛星質量；I為比沖；g為重力加速度；μ為地球引力常數。

調整傾角Δi消耗的燃料可以通過與調整Δa等效關系來估計[8]。

(2)

式中：u為緯度幅角。根據式(1)(2)可得初軌調整燃料消耗Δm1。

2)姿態控制

衛星姿態軌道控制僅在入軌早期階段、軌控期間、或應急故障處置期間，姿態控制推力器需要工作，燃料需求較少，如20～40 kg即可。

3)軌跡保持

軌跡保持主要考慮軌道半長軸的維持，大氣阻力攝動使軌道半長軸不斷下降，從而導致實際的地面軌跡偏離標稱軌跡的距離越來越遠。由大氣阻力引起的軌道半長軸變化率為[8]

(3)

式中：n為衛星運動角速度；CD為阻力系數；A為有效迎風面積；ρP為近地點大氣密度；T0地球自轉周期；e為軌道偏心率；H為密度標高；Ii是i階修正貝塞爾(Bessel)函數。

軌道半長軸偏置量Δa可得[9]

(4)

式中：ΔL為星下點軌跡允許漂移范圍；RE為地球半徑。由式(1)(4)可得軌跡保持控制所需燃料消耗Δm3。

4)軌道機動

多任務軌道衛星不同的任務軌道之間的轉移機動主要進行軌道半長軸、偏心率和近地點幅角的調整，而偏心率和近地點幅角的調整可在軌道半長軸調整的同時完成。因此，對于不同任務軌道之間的軌道機動的燃料需求，主要由半長軸的調整得到。

對于橢圓軌道和圓軌道之間的轉移，通過沿速度方向的推力產生速度增量即可實現，在僅考慮沿速度方向的速度增量ΔVu情況下，半長軸的調整量Δa和速度增量ΔVu之間的對應關系如下：

(5)

式中：p=a(1-e2)為軌道半通徑；θ為軌道的真近點角。

對于近圓軌道之間的轉移機動，式(5)可簡化為

(6)

式中：V為衛星的軌道速度。

根據得到的Δa，利用式(1)即可得到不同軌道之間機動轉移所需的燃料消耗Δm4。

(5)總燃料估算

若初軌調整、姿態控制、軌跡保持、軌道機動的燃料需求分別為：Δm1、Δm2、Δm3、Δm4，整星總燃料消耗為

Δmp=Δm1+Δm2+Δm3+Δm4

(7)

表1列出了多任務軌道衛星燃料需求統計表，其中衛星參數設定為：干重3 t，壽命5年，I=290 s，阻力系數2.2，有效迎風面25 m2，從表1中可以看出大部分燃料消耗在低軌橢圓軌道的軌跡保持以及軌道轉移機動上。低軌橢圓軌道的軌跡保持的年燃料消耗量隨軌道高度的降低而增大；軌道轉移機動的燃料消耗量隨轉移高度的增大而增大。

表1 多任務軌道衛星燃料需求分析(平時軌道500 km)

由于橢圓軌道的軌道維持燃料消耗以及平時軌道與應急軌道之間軌道轉移所需燃料消耗均較大，考慮到在衛星壽命期間可能需要1～2次的不同軌道之間的轉移以及較長時間的軌道維持，又鑒于應急模式及需求存在一定程度的差異和不確定性，并且考慮推進系統需要一定的余量以適應不同的遙感衛星。綜合分析，確定多任務軌道光學遙感衛星推進艙的燃料攜帶量設計為1200 kg。

2 推進艙構形結構設計

2.1 整星模塊化設計

傳統遙感衛星構形按照功能劃分為載荷艙和服務艙[10-12]，但由于多任務軌道衛星等燃料需求的增大，衛星推進艙也開始成為衛星平臺的重要功能艙段，整星模塊化設計發生變化，如圖1所示，自下而上依次為推進艙、設備艙和大型光學載荷3部分。其中，推進艙作為推進系統的承載艙段，不僅起到承載整星所有載荷的作用，還提供衛星與運載火箭的連接和分離接口以及對天指向的各類天線的安裝接口，是衛星設計的關鍵艙段，另外也具備通用化、模塊化設計的基礎，是本文重點研究的對象。

圖1 衛星模塊組成示意圖

為適應遙感衛星高分辨率載荷和高燃料承載需求，本文推進艙設計承載整星質量4200 kg(燃料質量1200 kg)，相對傳統遙感衛星承載能力大大提高。雖然衛星的總高度、質心及總質量均大于傳統衛星設計狀態，但是考慮將艙體結構橫向尺寸增大，尤其是將作為主承力結構的推進艙承力筒結構的直徑增大，經初步分析剛度和強度滿足載荷約束要求。

2.2 推進艙構形結構設計

考慮衛星載荷和燃料承載要求，將推進艙艙體尺寸規劃為φ2750 mm×1000 mm，是傳統遙感衛星平臺承力筒直徑的2倍，如圖2所示。按照選用常規四氧化二氮和甲基肼雙組元推進劑核算，并聯安裝4個直徑800 mm容積268 L的球形貯箱即可滿足1200 kg燃料承載需求，當艙體高度擴展到1400 mm時，燃料承載能力可進一步擴展到2000 kg，詳見表2。

圖2 推進艙Fig.2 Propulsion module

項目短狀態長狀態外形尺寸?2750mm×1000mm?2750mm×1400mm貯箱容積/L268×4528×4燃料質量/kg12002000

該推進艙由承力筒、貯箱支承構架結構和底板等主要部分組成，如圖3所示。衛星推進艙承力筒繼承傳統遙感狀態，采用成熟的蒙皮桁條結構，桁條數目與對接段數目一致，貯箱支承構架結構支承4個貯箱和推進管路系統，主要由貯箱安裝支架和蜂窩夾層板組成的十字交叉構架組成，貯箱支架采用鎂合金鑄造和機械加工而成，蜂窩夾層板位于貯箱支架的下部，另一端與推進艙底板連接，在側邊通過角條與殼體內壁相連接。推進艙底板采用蜂窩夾層結構，其作用是將十字交叉構架連接成一整體，進一步提高它們的橫向剛度，同時為天線等提供安裝面。

推進艙坐標系定義如下：以承力筒下框端面中心為坐標系原點，X軸過坐標原點，位于承力筒下框端面內指向衛星飛行方向為，Z軸過坐標原點，沿承力筒縱向，Y軸位于承力筒下框端面內與，X、Z軸構成右手系。

圖3 推進艙結構Fig.3 Composition of propulsion module

2.3 推進艙外部接口設計

推進艙傳力路徑如圖4所示，相機和設備艙所受的縱向/橫向載荷直接傳遞給承力筒，最終由推進艙通過對接段傳向運載。推進艙上安裝的貯箱等設備的載荷，亦通過承力筒傳遞給對接段并傳向運載。

圖4 推進艙傳力路徑Fig.4 Sketch of propulsion module load transfer path

推進艙承力筒提供上部設備艙、下部對接段以及內部貯箱支撐結構的接口。推進艙與設備艙連接接口為分布于Φ2360 mm圓周上的螺釘連接孔(如圖5所示)，該處連接接頭設計是整星載荷傳遞關鍵，根據其位置不同可以分為4類，不同承力接頭最大軸向力載荷和安全裕度如表3所示，可以看出，各主承力接頭均可滿足強度要求。另外，推進艙各結構各部件安全裕度≥1.39，亦滿足強度要求。

推進艙與下部對接段接口為新研2334型包帶解鎖裝置(見圖6)。按照此接口，單根包帶的長度增長一倍，包帶預緊力按照52 kN，由式(6)計算得到包帶的最大載荷F為54 kN，對應包帶的應力646 MPa遠小于材料屈服強度，符合強度要求

F=Fp+1.5kFy

(8)

式中：Fp包帶預緊力；kFy為包帶上的附加動載荷；Fy為星箭接口處結構的附加動載；k為結構的相對剛度系數，1.5為附加動載的設計安全系數。

圖5 推進艙與上部設備艙接口Fig.5 Interface between propulsion module and device module above

部件最大軸力/N許用載荷/N安全裕度是否滿足要求1類主承力接頭1070024000(類比)1.24是2類主承力接頭2590079200(實測)2.06是3類主承力接頭3380080000(類比)1.37是4類主承力接頭444020000(類比)3.50是

圖6 推進艙與下部對接段接口Fig.6 Interface between propulsion module and docking section below

2.4 推進艙結構輕量化設計

為了充分減輕衛星本體結構的質量，須對推進艙各部件進行減重設計。通過對貯箱支架支座開減輕槽、在承力筒上框和貯箱支架在非主承力接頭位置開設減輕孔、推進艙底板蒙皮由鋁合金改為碳纖維復合材料等方式減低結構質量。經輕量化設計，整個艙體結構質量180.7 kg，見表4。

表4 推進艙結構質量組成

3 推進艙設備布局方案設計

考慮艙體模塊化設計需求，推進艙主要布局推進分系統設備，布局位置位于承力筒、貯箱支架、十字隔板和底板。布局方案設計應考慮焊裝、熱控實施、檢漏測試、羽流等多方面的要求，分別進行羽流影響性和總裝操作性仿真分析。

3.1 布局方案設計

綜合考慮各方面要求，對該艙體采用集成式布局和分步式總裝方案。除推力器、加排閥和貯箱以及氣瓶別布局于承力筒和貯箱支架上外，推進分系統閥體設備集中布置在貯箱支架下十字支撐板上，底板上僅安裝天線分系統設備，無推進分系統相關設備。

如圖7所示，氧化劑貯箱和燃燒劑貯箱兩兩相對布置在貯箱支架四個象限內，氣瓶穿過貯箱支架安裝承力筒±Y側內壁上。姿控推力器分4組安裝在承力筒外表面上，另有8個姿控推力器分2組安裝在推進艙±Y向隔板上，軌控軌控推力器安裝在十字隔板中心處，考慮加注、排液要求，加排閥安裝在承力筒外表面±Y側，其余管閥件按模塊布置在推進艙十字隔板8個安裝面上，將對操作空間有較高要求的電爆閥安裝在靠隔板兩端或下側的位置，避免貯箱的遮擋，如圖8所示。整個管路在推進艙的走向如圖9所示。

圖7 貯箱和氣瓶布局示意圖Fig.7 Schematic of layout of tanks and cylinders

圖8 推力器、管閥件布局示意圖(隱藏底板)Fig.8 Schematic of layout of thrusters and pipe valves (panel at bottom hidden)

圖9 管路布局走向示意圖Fig.9 Schematic of layout of piping system

3.2 羽流影響分析

推力器羽流幾何分析示意圖如圖10所示，除斜噴推力器會受到太陽翼包絡的局部遮擋，其他均滿足推力器30°半錐角范圍內無遮擋要求，進一步利用PLUME軟件進行羽流效應仿真分析，得到推力器布局方案滿足羽流影響要求。其中，太陽翼轉動過程中受到的羽流擾動力矩最大值0.438 Nm，熱流密度和質量流密度最大值分別為0.23 kW/m2和7.08×10-5kgs/m2，大型天線轉動過程中受到的羽流擾動力矩最大值0.69 Nm，熱流密度和質量流密度最大值分別為1.37 kW/m2和3.78×10-4kgs/m2，上述擾動力矩相對于控制力矩可以忽略，熱流密度和質量流密度值在遙感已發射衛星同類產品中普遍存在，經在軌驗證均無影響。

圖10 推力器羽流幾何分析(按30°半錐角計算)Fig.10 Thrusters plume geometry analysis (calculated by half cone angle 30°)

3.3 總裝操作性分析

該承力筒式結構具有高效的傳力路徑，但由于其封閉性，給總裝操作帶來較大的不便。通過推進分系統實施仿真分析，將推進管路系統焊裝和檢漏分兩次進行，第一焊裝時貯箱和底板均不安裝，待完成除貯箱外的所有管閥件的焊裝、檢漏和熱控實施工作后，安裝貯箱進行第二次管路焊裝、檢漏和熱控實施工作，最后管路焊裝完成后安裝推進艙底板，上述項措施有效解決了由于艙體封閉性帶來的操作性困難。經仿真分析，設備布局和總裝方案設計滿足管路焊裝、熱控實施、檢漏測試、羽流影響分析要求，自鎖閥、壓力傳感器、電爆閥等布局亦滿足電纜插拔、電爆管安裝等操作性要求。

4 試驗驗證

4.1 靜力試驗

該推進艙經歷靜力試驗考核，試驗后檢查結構沒有任何異常，按照不低于鑒定級載荷的1.05倍進行超載試驗，卸載后結構的應變和位移回零良好，說明結構沒有損傷，仍具有承載能力。超載試驗中典型位置的載荷位移曲線和載荷應變曲線如圖 11所示。

圖11 典型載荷位移曲線和載荷應變曲線Fig.11 Typical curves of displacement and strain with loads

4.2 正弦振動試驗

推進艙艙結構設計亦經整星正弦振動試驗考核，圖12～14給出了推進艙關鍵部位在試驗中的特征級和驗收級響應曲線。從特征級力學試驗看以看出整星橫向一階頻率分別為14.8 Hz和15.3 Hz，縱向一階頻率在45.4 Hz，在燃料攜帶量增大的情況下整星基頻仍與傳統遙感衛星基頻相當。從驗收級響應曲線以及兩次特征級響應曲線的對比結果可以看出，推進艙結構響應正常，驗收級試驗后結構性能無變化，滿足結構強度設計需求。圖15給出了貯箱安裝處的加速度響應曲線，在主振方向加速度響應不超過10gn，滿足單機環境試驗條件要求。

圖12 整星X向振動推進艙上框X向響應曲線

圖13 整星Y向振動推進艙上框響應曲線

圖14 整星Z向振動推進艙上框響應曲線

圖15 貯箱安裝面X、Y、Z向加速度響應曲線

5 總裝設計驗證

該艙體設備布局和總裝方案順利通過某衛星總裝和測試工作驗證，滿足設備安裝，管路焊裝、熱控實施以及檢漏測試等各方面的要求。并且，由于采用了模塊化設計概念，推進艙可單獨交付焊裝測試，與設備艙并行總裝測試，將衛星主線研制周期縮短60 d，流程對比如圖16所示。

圖16 推進艙模塊化設計前后流程對比Fig.16 Process comparison before and after modularity design of propulsion module

6 結束語

本文描述了一個新的多任務軌道光學遙感衛星推進艙設計，該推進艙采用外部大直徑承力筒內加并聯貯箱安裝結構的結構形式，滿足500～1200 kg范圍燃料承載要求，進一步擴充了我國遙感衛星平臺系列的產品型譜。地面試驗顯示該推進艙設計使整星承載能力達到4200 kg，橫向一階頻率14.8 Hz以上，說明該推進艙具有承載能力強、剛度高的優點；同時該推進艙可單獨交付焊裝測試，通過優化衛星AIT技術和計劃流程，可將衛星研制周期縮短60 d，是衛星模塊化設計理念的典型實踐。

參考文獻(References)

[1] 孫德偉, 焦建超, 王錚，等.國外高性能遙感衛星平臺一體化技術的發展研究[R].北京：中國空間技術研究院,2015:36-37

Sun Dewei, Jiao Jianchao, Wang Zheng, et al. The development research on the integration technology of high-performance remote sensing platform abroad[R].Beijing: China Academy of Space Technology, 2015:36-37

[2] 穆遠東, 郝剛剛, 張妍,等. 光學遙感衛星一體化構形設計及發展趨勢[C]//光學遙感載荷與信息處理技術2013年學術會議. 北京：中國宇航學會空間遙感專業委員會, 2013: 107-132

Mu Yuandong, Hao Ganggang, Zhang Yan, et al. The development trend and the configuration integrative design of optical remote sensing satellite[C]//Optical Remote Sensing Load & Information Processing Technology 2013 National Conference Proceedings. Beijing：Space Remote Sensing Committee of the Chinese Society of Astronautics, 2013:107-132 (in Chinese)

[3] 范寧，祖家國，楊文濤，等.WorldView系列衛星設計狀態分析與啟示[J].航天器環境工程，2014，31(3):337-342

Fan Ning, Zu Jiaguo, Yang Wentao, et al. The design of WorldView satellite and its demonstrative value[J].Spacecraft Environment Engineering, 2014，31(3): 337-342 (in Chinese)

[4] 翟峰. 小衛星通用推進艙: 中國, CN201110152846.3 [P]. 2011-06-08

Zhai Feng. The universal propulsion module of small satellites: China, CN201110152846.3[P]. 2011-06-08 (in Chinese)

[5] 杜冬. 具備獨立高軌衛星平臺功能的推進艙結構: 中國, CN201410472541.4[P]. 2014-09-16

Du Dong. The propulsion module structure with independent high-orbit satellite platform function, China, CN201410472541.4[P]. 2014-09-16 (in Chinese)

[6] Pleiades. Pleiades overview[EB/OL]. (2013-06-11). [2016-10-12]. http:// www.gissky.net/

[7] WordView. WordView overview[EB/OL]. (2012-06-11). [2015-10-12]. http://wapbaike.baidu.com/item/WordView/

[8] Wiley Larson, James Wertz. Space mission analysis and design[M]. 7th ed. El Segundo, California: Microcosm Press, 2005: 141-291

[9] 楊嘉墀. 航天器軌道動力學與控制[M]. 北京, 中國宇航出版社，2005: 200-201

Yang Jiachi. Spacecraft orbit dynamics and control[M]. Beijing: China Astronautics Press, 2005:200-201 (in Chinese)

[10] 袁家軍. 衛星結構設計與分析[M]. 北京: 中國宇航出版社，2004: 194-195

Yuan Jiajun. Design and analysis of satellite structure[M]. Beijing: China Astronautics Press, 2004: 194-195 (in Chinese)

[11] 徐慶鶴, 范立佳, 高洪濤, 等. 遙感衛星平臺與載荷一體化構型[J]. 航天返回與遙感, 2014, 35(8):9-16

Xu Qinghe, Fan Lijia, Gao Hongtao, et al. Integrated configuration design of platform and payload for remote sensing satellite[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2014, 35(8): 9-16 (in Chinese)

[12] 謝曉光，楊林. 對地觀測敏捷小衛星星載一體化結構設計[J]. 紅外與激光工程，2014，43(12)：53-58

Xie Xiaoguang, Yang Lin. Spaceborne integration design of smart small earth observation satellite structure[J]. Infrared and Laser Engineering, 2014，43(12)：53-58 (in Chinese)